Устройство крепления нижней полки лопатки переходного канала между турбинами высокого и низкого давлений

Изобретение относится к энергетическому и транспортному машиностроению и может быть использовано в турбинах газотурбинных двухконтурных двигателей авиационного применения.

Известна конструкция крепления нижних полок статорных лопаток переходного канала между турбинами высокого и низкого давлений газотурбинного двигателя (Патент US №5292227, МПК F03D 11/00, опубл. 08.03.1994), состоящая из статора, нижней полки лопатки переходного канала между турбинами высокого и низкого давлений, вытянутых в радиальном направлении лапки нижней полки лопаток.

Недостатком известного решения является то, что конструкция имеет значительные габариты в радиальном направлении.

Наиболее близким по технической сущности к предлагаемому изобретению является устройство крепления нижней полки лопатки переходного канала между турбинами высокого и низкого давлений (Патент US №6672833, МПК F02K 3/06, F23R 3/50, опубл. 06.01.2004), принятое за прототип, состоящее из статора, содержащего на нижней полке с передней и задней стороны радиальные выступы, переходный канал между турбинами высокого и низкого давлений, каждый из пазов которой образован двумя обечайками, в которой вытянутые в радиальном направлении лапки нижней полки лопаток установлены в ответные радиальные пазы статора, образованные двумя обечайками, стянутыми болтами с гайками.

Техническим результатом заявляемого изобретения является уменьшение радиальных габаритов устройства крепления нижней полки лопатки переходного канала между турбинами высокого и низкого давлений, а также снижение веса лопаток.

Указанный технический результат достигается тем, что устройство крепления нижней полки лопатки переходного канала между турбинами высокого и низкого давлений, содержащее радиальные выступы на нижней полке лопатки с передней и задней стороны, ответные радиальные пазы статора, образованные кольцевыми обечайками, стянутыми болтовым соединением, согласно изобретению каждый из ответных радиальных пазов статора образован двумя крайними кольцевыми обечайками и средней кольцевой обечайкой, при этом в радиальных выступах и на средних кольцевых обечайках выполнены радиальные фрезеровки.

В предлагаемом изобретении, в отличие от прототипа, в радиальных выступах на нижней полке лопатки и на средних кольцевых обечайках выполнены радиальные фрезеровки с передней и задней стороны, что обеспечивает уменьшение радиальных габаритов устройства крепления нижней полки лопатки переходного канала между турбинами высокого и низкого давления, снижение массы и расхода материалов.

В авиационных двигателях пятого поколения массовый расход рабочего тела через внутренний контур в несколько раз меньше расхода через внешний контур. Поэтому турбина низкого давления по своей мощности и радиальным размерам в несколько раз превышает турбину высокого давления, а частота ее вращения в несколько раз меньше частоты вращения турбины высокого давления. Такая особенность современных авиационных двигателей конструктивно воплощается в необходимости выполнения переходного канала между турбиной высокого давления и турбиной низкого давления, который является кольцевым диффузором. Жесткие ограничения по габаритным и массовым характеристикам авиационного двигателя применительно к переходному каналу выражаются в необходимости выполнять канал относительно короткой длины. С целью снижения массы и размещения элементов конструкции опоры роликоподшипника ТВД необходимо также уменьшать и радиальные габариты элементов крепления нижних полок лопаток переходного канала в корпусе.

На фиг. 1 представлен продольный разрез устройства крепления нижней полки лопатки переходного канала.

На фиг. 2 представлен поперечный разрез устройства крепления нижней полки лопатки переходного канала в сечении А-А с передней стороны.

На фиг. 3 представлен поперечный разрез устройства крепления нижней полки лопатки переходного канала в сечении Б-Б с задней стороны.

Устройство крепления нижней полки лопатки переходного канала 19 содержит нижнюю полку 2 лопатки 1, снабженную с передней 20 и задней 21 сторон радиальными выступами 3. Ответные радиальные пазы 4 в статоре 5 образованы кольцевыми обечайками: крайними 6, 8, средней 7 - с передней стороны 20 и кольцевыми обечайками: крайними 9, 11, средней 10 - с задней стороны 21. В радиальных выступах 3 лопаток 1 выполнены радиальные фрезеровки 12, а на средних кольцевых обечайках 7 и 10 корпуса статора 5 соответственно выполнены радиальные фрезеровки 13 и 14.

При сборке концевые части 15 и 16 радиальных выступов 3 входят во фрезеровки 13 и 14 статора 5, а концевые части 17 и 18 обечаек 7 и 10 входят во фрезеровки 12 на выступах 3 лопаток 1. Сборка осуществляется болтовым соединением 22. Уменьшение габарита конструкции в радиальном направлении будет равно глубине радиальных фрезеровок за исключением радиального зазора 23 между радиальными выступами 3 лопатки 1 и дном фрезеровки на корпусе 5. При сборке неотфрезерованная часть лапки лопаток 1 входит в пазы на корпусе 5, а неотфрезерованная часть корпуса 5 входит во фрезеровки на лапках лопаток 1.

Предлагаемое техническое решение позволяет обеспечить уменьшение радиальных габаритов устройства крепления нижней полки лопатки переходного канала между турбинами высокого и низкого давления, снизить массу и расход материалов.